CH283879A - Process for igniting the liquid propellants of a rocket and rocket for performing the process - Google Patents

Process for igniting the liquid propellants of a rocket and rocket for performing the process

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CH283879A
CH283879A CH283879DA CH283879A CH 283879 A CH283879 A CH 283879A CH 283879D A CH283879D A CH 283879DA CH 283879 A CH283879 A CH 283879A
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CH
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cartridge
rocket
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propellants
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Calanda S A
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Calanda S A
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    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/95Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements

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Description

  

  Verfahren zur Zündung der flüssigen Treibstoffe einer Rakete sowie Rakete  zur Durchführung des Verfahrens.    Bei Raketen mit     flüssigen    Treibstoffen  bereitet die Zündung derselben im Augen  blick ihres Einströmens in den Verbren  nungsraum der Rakete     erfahrungsgemäss    be  sondere Schwierigkeiten. Es war bisher  üblich,     hy        pergole    Treibstoffe zu verwenden,  d. h. Treibstoffe, die sich bei Hinzutritt des  entsprechenden Sauerstoffträgers, wie z. B.  Salpetersäure, von selbst entzünden.

   Da die  Zündfähigkeit     derartiger    Treibstoffe bei län  gerer Lagerzeit jedoch abnimmt, verliert die  ses Zündverfahren an Sicherheit, und es kön  nen beim Abschuss der Rakete daher leicht  Detonationen entstehen, welche zur Zerstö  rung der Rakete und zur Gefährdung der die  selbe bedienenden Mannschaft führen können.  



  Die vorliegende Erfindung will die ge  schilderte Schwierigkeit beheben und be  trifft ein Verfahren zur Zündung der flüs  sigen Treibstoffe einer Rakete sowie eine Ra  kete zur Durchführung dieses Verfahrens.  



       Das    erfindungsgemässe Verfahren zeich  net sich dadurch aus, dass die durch Druck  entwicklung einer Austreibpatrone in den  Verbrennungsraum der Rakete gelangenden  Treibstoffe beim Eintritt in den Verbren  nungsraum auf     pyrotechnischem    Weg von der  Austreibpatrone aus entzündet werden.  



  Die zur Durchführung dieses Verfahrens  geeignete Rakete ist dadurch gekennzeichnet,  dass Mittel vorhanden sind, um die durch  Druckentwicklung einer Austreibpatrone in  den Verbrennungsraum der Rakete gelangen-    den Treibstoffe beim Eintritt in den Verbren  nungsraum auf pyrotechnischem Weg von  der     Austreibpatrone    aus zu entzünden.  



  An Hand der Zeichnung, in welcher rein  beispielsweise .drei Ausführungsformen der       erfindungsgemässen    Rakete dargestellt sind,  wird auch das Verfahren nach der Erfindung  beispielsweise erläutert.. Es zeigen:       Fig.    1 einen Teil einer Rakete im     axialen     Längsschnitt gemäss einer ersten Ausfüh  rungsform im Augenblick des     Antriebs-          beginnes,          Fig.    2 einen analogen Schnitt durch einen  Teil einer Rakete gemäss einer zweiten Aus  führungsform,     ebenfalls    im     Augenbliek    des       Antriebsbeginnes,

            Fig.    3 einen teilweisen Längsschnitt durch  eine dritte     -Nusbildungsforin    der Rakete vor  deren Abschuss,       Fig.    4 im Augenblick der Treibstoffzün  dung.  



  Die in     Fig.    1 dargestellte Rakete weist       zwei    voneinander getrennte Kammern 1 und 2  für flüssige Treibstoffe auf, welche Kam  niern durch zwei koaxial ineinander angeord  nete Behälter 3 und 4 gebildet sind, deren  offene Stirnseiten mit einem Düsenkörper  in Verbindung stehen. Derselbe weist Düsen  öffnungen 6 auf, die von der Treibstoffkam  mer 1 in axialer Richtung in einen Verbren  nungsraum 7 der Rakete führen, sowie Dü  senöffnungen 8, welche von der Treibstoff  kammer 2 in radialer Richtung     ebenfalls    in      den Verbrennungsraum 7 ausmünden.

   Im  Ruhezustand der Rakete, d. h. während deren  Lagerung vor dem Abschuss, sind die genann  ten Düsenöffnungen gegen die Treibstoff  kammern durch Platzmembranen 9 bzw. 10       abgeschlossen,    so dass die     flüssigen    Treibstoffe  nicht zu den Düsenöffnungen gelangen kön  nen.  



  Im Innern des Brennraumes 7 ist, am Dü  senkörper 5 eine Austreibpatrone 11 befe  stigt, die eine gegen die Verbrennung wider  standsfähige Wandung besitzt und mit einem.  pulverförmigen Brennstoff angefüllt ist. Vom  Innern der Austreibpatrone führt eine Rohr  leitung 12 in die Treibstoffkammer 1, wäh  rend eine zweite Rohrleitung 13 in die Treib  stoffkammer 2 ausmündet. Die in den flüs  sigen Treibstoff eintauchenden Enden beider  Rohrleitungen sind je durch eine Platz  membran 14 bzw. 15 flüssigkeitsdicht abge  schlossen, um das Eindringen von Treib  stoff in die Austreibpatrone 11 zu verhüten.  Die Wandung der Austreibpatrone 11 weist  mehrere in den Verbrennungsraum 7 ausmün  dende Öffnungen 16 auf.  



  Die Wirkungsweise der beschriebenen Ra  kete ist wie folgt:  Nach der elektrisch erfolgten Zündung  der Austreibpatrone 11 entwickelt sich in der  selben zufolge Verbrennung des in ihr unter  gebrachten Pulvers ein hoher Druck, der sich  durch die Rohrleitungen 12 und 13 unter  Aufreissung der Membranen 14 und 15 in  die Treibstoffkammern 1 und 2 fortpflanzt.  Durch weiteren Druckaufbau in den Treib  stoffkammern platzen die Membranen 9 und  10, so dass die Treibstoffe unter der Druck  wirkung der Austreibpatrone 11 durch die  Düsenöffnungen 6 und 8 in den Verbren  nungsraum 7 einströmen, wobei durch die  beschriebene Anordnung der Düsenöffnungen  gleichzeitig eine Mischung der beiden. Treib  mittel zu einem brennbaren Gemisch erreicht  wird.

   Durch die Öffnungen 16 in der Wan  dung der Austreibpatrone 11 treten auch  Stichflammen in den Verbrennungsraum 7  hinaus und bewirken die sofortige Zündung  des Treibstoffgemisches im Augenblick des    Eintretens der Treibstoffe in den Verbren  nungsraum.  



  Bei der beschriebenen Ausführungsform  der Rakete erfolgt die Zündung der Treib  stoffe also unmittelbar durch die     Austreib-          patrone.     



  Die in Fig. 2 dargestellte Rakete unter  scheidet sieh von der soeben beschriebenen  hauptsächlich dadurch, dass die     Austreib-          patrone    11 auf der vom Verbrennungsrahm 7  abgewendeten Seite der beiden Treibstoff  kammern 1 und 2 angeordnet ist. Platz  membranen 14 und 15 schliessen im Ruhe  zustand der Rakete die Austreibpatrone wie  derum gegen die Treibstoffkammern ab. Ein  zweites Paar Membranen befindet sich am  andern Ende vor dem Düsenkörper, der wie  im ersten Beispiel     zwischen    den Treibstoff  kammern 1 und 2 und dem Verbrennungs  raum 7 angeordnet ist.

   Ein Röhrchen 17 ist  durch die Treibstoffkammer 2 hindurch von  der     Austreibpatrone    in den     Verbrennungs-          raum    7 geführt, wobei das eine Ende des       Röhrchens    im Bereiche der     Düsenöffnungen     des Düsenkörpers 5 eine     Zelluloidkappe    18 als  Abschluss trägt. Das Innere des Röhrchens 17  ist mit losem Schwarzpulver 19 angefüllt.  



  Bei der elektrisch erfolgten Zündung der       Austreibpatrone    11 werden durch die eintre  tende Druckentwicklung sowohl die Platz  membranen     1-1    und 15 auf der einen     als    auch  die Platzmembranen auf der andern Seite der  Treibstoffbehälter 1 und 2 aufgerissen, wo  nach die Treibstoffe in den Verbrennungs  raum 7 strömen können. Gleichzeitig     pflanzt.     sieh die Stichflamme der     Austreibpatrone     über das als Brennweg dienende Schwarz  pulver 19 im Röhrchen 18 unter Zerstörung  der Kappe 17 bis in den Verbrennungsraum  fort,     wodurch    die Treibstoffe im Augenblick  ihres     Einströmens    in den Verbrennungsraum  entzündet werden.  



  Bei der in     Fig.    3 und     .1    gezeigten dritten  Ausführungsform der Rakete befindet sieh  die     Austreibpat.rone    wie beim zweiten Bei  spiel auf der vom Verbrennungsraum abge  wendeten Seite der beiden     Treibstoffkam-          ntern    1 und 2 und ist in der Zeichnung nicht      dargestellt. Gegen die Düsenöffnungen 6 und  6     des        Düsenkörpers    5 sind die Treibstoffkam  mern wiederum mittels Platzmembranen 9  und 10 abgeschlossen.

   Am Düsenkörper 5 ist  im Innern des Verbrennungsraumes 7 eine  Zündpatrone befestigt, welche in einem  Zelluloidbehälter 20 Schwarzpulver 21 ent  hält. rin als Schlagzünder wirkendes Zünd  hütchen 22 befindet sich im Innern der  Schwarzpulverfüllung im Bereiche einer  Spitze 23 eines Schlagbolzens 24, welcher in  axialer Richtung verschiebbar in einer Boh  rung 25 des Düsenkörpers 5 gelagert ist. Das  von der Spitze 23 abgewendete Ende des  Schlagbolzens ist an der Membran 10 befe  stigt, so dass die Spitze 23 einigen     Abstand     vom Zündhütchen 22 aufweist.  



  Die Wirkungsweise dieser Rakete ist wie  folgt:  Nach der Zündung der nicht gezeichneten  Austreibpatrone reissen die die Treibstoff  kammern 1 und 2 gegen die Austreibpatrone  und die Düsenöffnungen 6 und 8 abschlie  ssenden Platzmembranenpaare auf, wodurch  die Treibstoffe unter der Druckwirkung     der     Austreibpatrone in den Verbrennungsraum 7  der Rakete ausströmen können. Beim Zerrei  ssen der Platzmembrane 10 wird der Schlag  bolzen 24 unter der Druckwirkung gemäss  Fig. 4 heftig nach unten gestossen, so dass  seine Spitze 23 auf     das    Zündhütchen 22 auf  schlägt und dasselbe zur Zündung bringt.

    Das Zündhütchen bringt     seinerseits    das  Schwarzpulver 21 der Zündpatrone zur Zün  dung, welches bei seiner Verbrennung den  Zelluloidbehälter 20 zerstört und die in den  Verbrennungsraum 7     einströmenden    Treib  stoffe entzündet.  



  Es handelt sich hier also um eine indi  rekte Zündung der Treibstoffe von der     Aus-          treibpatrone    aus auf pyroteehnischem Weg.  



  Die Vorteile des erfindungsgemässen     Zünd-          verfahrens    liegen einerseits in der grossen  Sicherheit der Zündung und anderseits darin,  dass auf pyrotechnischem Wege auch billige  und allgemein gebräuchliche Brennstoffe, wie  Benzol, Dieseltreibstoff usw., zur Zündung  gebracht. und damit für den Antrieb von Ra-         treten    verwendet werden können.

   Ausserdem  braucht wegen der pyrotechnischen Zündung       i        auch        an        die        Konzentration        der        meistens     als Sauerstoffträger benützten Salpetersäure  nicht mehr eine übermässig hohe Anforderung  gestellt zu werden.



  Process for igniting the liquid propellants of a rocket and rocket for carrying out the process. In rockets with liquid fuels, the ignition of the same in the moment of their inflow into the combustion chamber of the rocket has been shown to be special difficulties. It has heretofore been customary to use hypopergolic fuels, i.e. H. Fuels, which with the addition of the appropriate oxygen carrier, such as. B. nitric acid, ignite by itself.

   However, since the ignitability of such propellants decreases with longer storage time, this ignition process loses security, and detonations can easily occur when the rocket is launched, which can lead to the destruction of the rocket and endanger the crew operating the same.



  The present invention aims to remedy the problem described and be a method for igniting the liquid propellants of a rocket and a rocket for carrying out this method.



       The method according to the invention is characterized in that the propellants entering the combustion chamber of the rocket due to the development of pressure from an expulsion cartridge are ignited pyrotechnically from the expulsion cartridge when they enter the combustion chamber.



  The rocket suitable for carrying out this method is characterized in that means are present to ignite the propellants which get into the combustion chamber of the rocket as a result of the development of pressure from an expulsion cartridge by pyrotechnic means from the expulsion cartridge when entering the combustion chamber.



  With reference to the drawing, in which purely for example .three embodiments of the inventive rocket are shown, the method according to the invention is also explained, for example. They show: FIG Drive start, FIG. 2 shows an analogous section through part of a rocket according to a second embodiment, also in the eye of the drive start,

            Fig. 3 is a partial longitudinal section through a third -Nusbildungsforin the rocket before it was launched, Fig. 4 at the moment of the fuel ignition.



  The rocket shown in Fig. 1 has two separate chambers 1 and 2 for liquid fuels, which Kam niern are formed by two coaxially interconnected angeord designated containers 3 and 4, the open end faces are in communication with a nozzle body. The same has nozzle openings 6 which lead from the propellant chamber 1 in the axial direction into a combustion chamber 7 of the rocket, as well as nozzle openings 8 which also open into the combustion chamber 7 from the propellant chamber 2 in the radial direction.

   When the rocket is at rest, i.e. H. During their storage before the launch, the nozzle openings mentioned are sealed against the fuel chambers by space membranes 9 and 10, so that the liquid propellants cannot get to the nozzle openings.



  Inside the combustion chamber 7 is on the nozzle 5 a Ausreibpatrone 11 BEFE Stigt, which has a resistant to the combustion wall and with a. powdered fuel is filled. From the inside of the expulsion cartridge, a pipe 12 leads into the fuel chamber 1, while a second pipe 13 opens into the propellant chamber 2. The immersed in the liquid fuel ends of the two pipes are each closed liquid-tight by a space membrane 14 or 15 to prevent the ingress of propellant into the expulsion cartridge 11. The wall of the expulsion cartridge 11 has a plurality of openings 16 opening into the combustion chamber 7.



  The operation of the rocket described is as follows: After the electrical ignition of the expulsion cartridge 11, a high pressure develops in the same, as a result of the combustion of the powder contained in it, which spreads through the pipes 12 and 13, tearing the membranes 14 and 15 propagates into fuel chambers 1 and 2. As a result of further pressure build-up in the propellant chambers, the membranes 9 and 10 burst, so that the propellants flow under the pressure effect of the expulsion cartridge 11 through the nozzle openings 6 and 8 into the combustion chamber 7, with a mixture of the two at the same time due to the described arrangement of the nozzle openings . Propellant medium to a combustible mixture is achieved.

   Through the openings 16 in the Wan extension of the expulsion cartridge 11, flashes of flames also enter the combustion chamber 7 and cause the immediate ignition of the fuel mixture at the moment the fuels enter the combustion chamber.



  In the embodiment of the rocket described, the propellants are ignited directly by the expulsion cartridge.



  The rocket shown in FIG. 2 differs from the one just described mainly in that the expulsion cartridge 11 is arranged on the side of the two fuel chambers 1 and 2 facing away from the combustion frame 7. Space membranes 14 and 15 close the expulsion cartridge against the fuel chambers when the rocket is at rest. A second pair of membranes is located at the other end in front of the nozzle body, which is arranged between the fuel chambers 1 and 2 and the combustion chamber 7 as in the first example.

   A tube 17 is led through the fuel chamber 2 from the expulsion cartridge into the combustion chamber 7, one end of the tube wearing a celluloid cap 18 as a closure in the area of the nozzle openings of the nozzle body 5. The inside of the tube 17 is filled with loose black powder 19.



  When the expulsion cartridge 11 is ignited electrically, both the space diaphragms 1-1 and 15 on one side and the space diaphragms on the other side of the fuel containers 1 and 2 are torn open by the development of pressure, where after the fuels enter the combustion chamber 7 can flow. Plants at the same time. see the jet flame of the expulsion cartridge over the black powder 19 serving as a combustion path in the tube 18, destroying the cap 17 and into the combustion chamber, causing the fuels to be ignited at the moment they flow into the combustion chamber.



  In the third embodiment of the rocket shown in FIGS. 3 and 1, the expulsion cartridge is located, as in the second example, on the side of the two fuel chambers 1 and 2 facing away from the combustion chamber and is not shown in the drawing. Against the nozzle openings 6 and 6 of the nozzle body 5, the Treibstoffkam numbers are again closed by means of space membranes 9 and 10.

   On the nozzle body 5, an ignition cartridge is fixed in the interior of the combustion chamber 7, which holds 20 black powder 21 ent in a celluloid container. Rin acting as a percussion fuse ignition cap 22 is located inside the black powder filling in the region of a tip 23 of a firing pin 24, which is mounted in an axial direction in a drilling 25 of the nozzle body 5. The end of the firing pin facing away from the tip 23 is attached to the membrane 10, so that the tip 23 is some distance from the primer 22.



  The operation of this rocket is as follows: After the ignition of the expulsion cartridge, not shown, the propellant chambers 1 and 2 tear open against the expulsion cartridge and the nozzle openings 6 and 8 closing space membrane pairs, whereby the propellants under the pressure of the expulsion cartridge into the combustion chamber 7 of the Missile can escape. When tearing the space membrane 10, the impact bolt 24 is violently pushed down under the pressure effect of FIG. 4, so that its tip 23 hits the primer 22 and ignites the same.

    The primer in turn brings the black powder 21 of the ignition cartridge to Zün manure, which destroyed the celluloid container 20 during its combustion and ignites the propellants flowing into the combustion chamber 7.



  So what is involved here is an indirect ignition of the propellants from the expulsion cartridge in a pyrotechnic way.



  The advantages of the ignition method according to the invention are, on the one hand, the great reliability of the ignition and, on the other hand, that inexpensive and commonly used fuels such as benzene, diesel fuel etc. are ignited by pyrotechnic means. and can therefore be used to drive bikes.

   In addition, because of the pyrotechnic ignition, there is no longer an excessively high requirement for the concentration of the nitric acid, which is mostly used as an oxygen carrier.

 

Claims (1)

PATENTANSPRUCH I: Verfahren zur Zündung der flüssigen Treibstoffe einer Rakete, dadurch gekenn zeichnet, dass die durch Druckentwicklung einer Austreibpatrone in den Verbrennungs raum der Rakete gelangenden Treibstoffe beim Eintritt in den Verbrennungsraum auf pyrotechnischem' Weg von der Austreib- patrone aus entzündet werden. UNTERANSPRÜCHE: 1. Verfahren nach Patentanspruch I, da durch gekennzeichnet, dass die Treibstoffe unmittelbar von der Austreibpatrone entzün det. werden. 2. PATENT CLAIM I: A method for igniting the liquid propellants of a rocket, characterized in that the propellants which get into the combustion chamber of the rocket due to the development of pressure from an expulsion cartridge are ignited from the expulsion cartridge by pyrotechnic means when they enter the combustion chamber. SUBClaims: 1. Method according to claim I, characterized in that the propellants are ignited directly from the expulsion cartridge. will. 2. Verfahren nach Patentanspruch I, da- dureh gekennzeichnet., dass die Treibstoffe mittels einer von der Austreibpatrone zur Wirkung gebrachten Zündpatrone entzündet werden. 3. Verfahren nach Patentanspruch I und Unteransprueh 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Zündpatrone durch Druckentwick lung der Austreibpatrone zur Zündung ge bracht wird. Method according to patent claim I, characterized in that the propellants are ignited by means of an ignition cartridge which is activated by the expulsion cartridge. 3. The method according to claim I and sub-claim 2, characterized in that the ignition cartridge is brought ge by pressure development of the expulsion cartridge for ignition. PATENTANSPRUCH II: Rakete zur Durchführung des Verfahrens nach Patentanspruch I, dadurch gekennzeich net, dass Mittel vorhanden sind, um die durch Druckentwicklung einer Austreibpatrone in den Verbrennungsraum der Rakete gelangen den Treibstoffe auf pyroteehnischem Weg von. der Austreibpatrone aus zu entzünden. UNTERANSPRÜCHE: 4. Claim II: rocket for carrying out the method according to claim I, characterized in that means are present to get the propellants into the combustion chamber of the rocket by a pyrotechnic route through the development of pressure from an expulsion cartridge. the expulsion cartridge to ignite. SUBCLAIMS: 4. Rakete nach Patentanspruch II, da durch gekennzeichnet, dass die Austreib- patrone im Innern des Verbrennungsraumes an dem die Treibstoffdüsen aufweisenden Körper angeordnet ist und in den Verbren- nungsraum ausmündende Öffnungen zum Durchlassen von Zündflammen aufweist, welche die in den Verbrennungsraum einströ menden Treibstoffe zur Entzündung bringen. 5. Rocket according to patent claim II, characterized in that the expulsion cartridge is arranged inside the combustion chamber on the body having the fuel nozzles and has openings opening into the combustion chamber for the passage of pilot flames, which ignite the propellants flowing into the combustion chamber bring. 5. Rakete nach Patentanspruch II, da durch gekennzeichnet, dass von der Austreib- patrone ein Brennweg in den Verbrennungs raum geführt ist, derart, dass sich die Stich flamme der zur Wirkung gebrachten Aus- treibpatrone über den Brennweg in den Ver brennungsraum fortpflanzt und dort die ein strömenden Treibstoffe entzündet. 6. Rakete nach Patentanspruch II und Unteranspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Brennweg durch ein mit losem Schwarzpulver gefülltes Röhrchen gebildet ist. 7. Rakete nach Patentanspruch II und Unteransprüchen 5 und 6, dadurch gekenn zeichnet, dass das Röhrchen gegen den Ver brennungsraum mit einer Kappe aus brenn barem Material abgeschlossen ist. B. Rocket according to claim II, characterized in that a combustion path is led from the expulsion cartridge into the combustion chamber in such a way that the stab flame of the expulsion cartridge that is brought into effect propagates over the combustion path into the combustion chamber and flowing fuel ignited. 6. Rocket according to claim II and dependent claim 5, characterized in that the focal path is formed by a tube filled with loose black powder. 7. Rocket according to claim II and dependent claims 5 and 6, characterized in that the tube is closed against the United combustion chamber with a cap made of combustible material. B. Rakete nach Patentanspruch II, da durch gekennzeichnet, dass sich im Innern des Verbrennungsraumes eine mit einem Schlag zünder versehene Zündpatrone befindet, wel- ehe durch einen Schlagstift unter der Wir kung der Druckentwicklung der Austreib- patrone zündbar ist, um ihrerseits die in den Verbrennungsraum einströmenden Treibstoffe zu entzünden. 9. Rakete nach Patentanspruch II und Unteranspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Zündpatrone eine in einem zerstör baren Behälter untergebrachte Schwarz pulverladung aufweist. 10. Rocket according to patent claim II, characterized in that inside the combustion chamber there is an ignition cartridge provided with an impact igniter, which can be ignited by a striker under the effect of the pressure development of the expulsion cartridge in order to prevent the inflowing into the combustion chamber Ignite fuels. 9. Missile according to claim II and dependent claim 8, characterized in that the ignition cartridge has a black powder charge housed in a destruct ble container. 10. Rakete nach Patentanspruch II und Unteranspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Schwarzpulverladung in einem Be hälter mit brennbarem -Material untergebracht ist. 11. Rakete nach Patentanspruch II und Unteranspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Schlagstift an einer dem Druck einer Treibstoffkammer ausgesetzten Membran be festigt ist. 12. Rocket according to claim II and dependent claim 9, characterized in that the black powder charge is housed in a container with combustible material. 11. Missile according to claim II and dependent claim 8, characterized in that the striker is fastened to a membrane exposed to the pressure of a fuel chamber. 12. Rakete nach Patentanspruch II und Unteranspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Zündpatrone an dem die Treibstoff düsen aufweisenden Körper befestigt. und der Schlagstift in einer Bohrung dieses Kör pers verschiebbar gelagert ist. Rocket according to claim II and dependent claim 8, characterized in that the ignition cartridge is attached to the body having the fuel nozzles. and the striker is slidably mounted in a bore of this Kör pers.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1264158B (en) * 1963-09-25 1968-03-21 Thiokol Chemical Corp Ignition device for simultaneous ignition of a bundle of rocket engines

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